本公開涉及飛行器領域，并且具體地涉及減緩飛行器的飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙效應。

背景技術：

為了使飛行器的飛行控制表面相對于機身移動，在飛行控制表面和機身之間存在間隙。當飛行控制表面移動時，在間隙兩端形成不連續(xù)的表面。在飛行期間，這個不連續(xù)的表面生成橫穿間隙的湍流氣流和額外的噪音，這兩者都是不期望的。湍流氣流增加飛行器上的阻力，這降低了燃料經濟性。由飛行器生成的額外的噪音也是不期望的，因為飛行器噪音是居住在高空交通區(qū)域附近(例如，靠近機場或在航空航行路線下)的人們通常抱怨的。因此，期望通過減緩在飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙兩端生成的不連續(xù)的表面來改進飛行器的性能和/或降低由飛行器產生的噪音。

技術實現(xiàn)要素：

本文提供的實施例描述過渡元件，其利用多個可移動的肋條橫跨飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙。過渡元件的肋條具有與飛行控制表面相符的輪廓，并且能夠隨著飛行控制表面移動而偏轉或移動。位于最靠近機身的不可移動部分的邊緣的肋條偏轉較少，而位于最靠近飛行控制表面的邊緣的肋條偏轉較多。這產生了跨越間隙的平滑過渡表面。本文提供的實施例還描述致動過渡元件的方法。

一個實施例包含過渡元件，該過渡元件橋接飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙。該過渡元件包括橫跨間隙的多個肋條。多個肋條中的每一個具有與飛行控制表面相符的輪廓并且被配置為樞轉飛行控制表面的旋轉角的一部分以生成跨越間隙的過渡表面。

另一實施例是用于致動過渡元件的方法，該過渡元件橋接飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙。該過渡元件包括橫跨間隙的多個肋條，其中多個肋條的每一個具有與飛行控制表面相符的輪廓。該方法包含將多個肋條中的第一肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第一部分，其中第一肋條被定位為比多個肋條中的第二肋條更靠近飛行控制表面的邊緣。該方法進一步包含將第二肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第二部分，其中旋轉角的第一部分大于旋轉角的第二部分。另外，多個肋條生成跨越間隙的過渡表面。

又一實施例是包含過渡元件的裝置，該過渡元件橋接飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙。該過渡元件包括橫跨間隙的多個肋條，其中多個肋條中的每一個具有與飛行控制表面相符的輪廓。該裝置進一步包含用于將多個肋條中的第一肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第一部分的裝置，其中第一肋條被定位為比多個肋條中的第二肋條更靠近飛行控制表面的邊緣。該裝置進一步包含用于將第二肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第二部分的裝置，其中飛行控制表面的旋轉角的第一部分大于飛行控制表面的旋轉角的第二部分。

以上概要提供說明書一些方面的基本了解。該概要不是說明書的詳盡概述，其旨在既不確定說明書的主要或關鍵元素，也不描繪說明書具體實施例的任何范圍或權利要求書的任何范圍，唯一目的是以簡化形式呈現(xiàn)說明書的一些概念，作為隨后呈現(xiàn)更詳細的描述的前序。

附圖說明

現(xiàn)參考附圖僅以示例的方式描述一些實施方式。在所有附圖上，相同的附圖標記表示相同的元件或相同類型的元件。

圖1在示例性實施例中圖示說明包括多個飛行控制表面的飛行器。

圖2在示例性實施例中圖示說明圖1的飛行器的機翼的一部分的視圖。

圖3在示例性實施例中圖示說明以關于圖2的機翼的旋轉角向上移動的副翼。

圖4在示例性實施例中圖示說明用于橋接飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙的過渡元件。

圖5在示例性實施例中圖示說明圖4的過渡元件的放大視圖。

圖6在示例性實施例中圖示說明移除一些肋條的過渡元件。

圖7在示例性實施例中圖示說明過渡元件的側視圖。

圖8在示例性實施例中圖示說明沿前緣的過渡元件。

圖9在示例性實施例中圖示說明另一過渡元件。

圖10是在示例實施例中用于致動過渡元件的方法的流程圖。

具體實施方式

附圖及以下描述說明具體示例性實施例。因此將理解，盡管本文中沒有明確描述或示出，但是本領域技術人員將能夠設計體現(xiàn)實施例和包括實施例的范圍內的原理的各種配置。此外，本文所描述的任何示例旨在幫助理解實施例的原理，并且被解釋為不限于這種具體列舉的示例和條件。因此，(多個)發(fā)明構思不限于如下所述的具體實施例或示例，而是由權利要求及其等同物來限定。

圖1在示例性實施例中圖示說明包括多個飛行控制表面102-107的飛行器100。在飛行過程中，飛行控制表面102-107允許飛行員調節(jié)和控制飛行器100的姿態(tài)。關于飛行器100圖示說明的飛行控制表面102-107的特定配置基于飛行器100的設計和期望的飛行特性而改變，并且因而在其它實施例中，飛行器100可以包括更多或更少的飛行控制表面102-107。

在這個實施例中，飛行控制表面102-107包括主飛行控制表面和次飛行控制表面兩者。當飛行器100飛行時，主飛行控制表面偏轉通過其上的空氣?？諝獾倪@種偏轉在飛行器100上生成不平衡力，并且在飛行期間引起飛行器100滾動、偏航和俯仰。主飛行控制表面包括副翼102、升降舵103和方向舵104。副翼102被安裝在每個機翼108的后緣上，并且沿相反的方向運動。在飛行過程中，飛行員使用副翼102改變飛行器100的滾動。升降舵103靠近飛行器100的尾部110被安裝，并且在飛行過程中，飛行員使用升降舵103改變飛行器100的俯仰。方向舵104也在尾部110附近，并且在飛行過程中，飛行員使用方向舵104改變飛行器100的偏航。

次飛行控制表面包括擾流板105、襟翼106和縫翼107。擾流板105安裝在機翼108的后緣附近，并且通過擾動氣流降低由機翼108生成的升力。飛行器100的飛行員可以使用擾流板105突降(dump)升力并且允許飛行器100下降，而不使飛行器100以俯沖配置俯仰。這可以允許飛行員在不增加飛行器100的速度的情況下下降。襟翼106被安裝在機翼108的后緣和/或機翼108的前緣上，并且被用于增加機翼108的有效曲率。襟翼106降低飛行器100的失速速度，并且被用于低速起飛和著陸機動期間。縫翼107被安裝在機翼108的前緣上，并且在低速起飛和著陸機動期間被用于降低飛行器100的失速速度。

圖2在示例性實施例中圖示說明飛行器100的機翼108的一部分的視圖。在這個視圖中，間隙202被示出在副翼102的邊緣206與機翼108的不可移動部分的邊緣208之間。間隙202允許副翼102關于機翼108偏轉、移動、旋轉等(例如，利用鉸鏈204或沿副翼的旋轉軸線可旋轉地將副翼102耦接到機翼108的其它設備)。然而，間隙202關于機翼108上的氣流可以產生問題。當副翼102處于中性位置時(例如，關于機翼108的主表面既不旋轉也不向上或向下)，間隙202對副翼102周圍生成湍流氣流的影響是相當小的。然而，在偏轉位置或旋轉位置，在間隙202兩端的機翼108與副翼102之間形成不連續(xù)的表面。

圖3在示例性實施例中圖示說明以關于機翼108的旋轉角310向上移動的副翼102。副翼102包括由機翼108包圍的前緣306，以及后緣308。多個箭頭圖示說明副翼102與機翼108之間的輪廓如何橫穿間隙202變成不連續(xù)的。當空氣從機翼108的前緣302越過機翼108的后緣304在機翼108上流過時，由于由間隙202形成的不連續(xù)的表面，流過間隙202的空氣變?yōu)橥牧鞯?。湍流增加機翼108上的阻力，并且增加由機翼108產生的噪音。增加的阻力將降低飛行器100的燃料效率，并且通常由飛行器100生成的噪音的任何增加都是不期望的。當副翼102關于機翼108旋轉到向下位置時，類似的不連續(xù)的表面形成。另外，雖然與間隙202相關的問題已經并且將關于副翼102被討論，但是類似的問題也會在飛行器100的機身與其它飛行控制表面103-107之間存在的間隙內出現(xiàn)。

圖4在示例性實施例中圖示說明過渡元件402，該過渡元件被用于橋接飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙。在這個實施例中，過渡元件402由多個薄肋條生成，這些肋條具有類似于副翼102的輪廓。如果副翼102具有不同于機翼108的輪廓，則肋條可以改變輪廓被制造以允許從機翼108的輪廓過渡到副翼102的輪廓，該副翼102可以跨越間隙202而存在。

在一些實施例中，肋條可以被安裝在橫跨間隙202的構件上(例如，桿，在這個視圖中未被示出)。機翼108的邊緣208不移動，但是副翼102的邊緣206移動。隨著副翼102移動，構成過渡元件402的一些肋條與副翼102一起移動。特別地，最靠近副翼102的邊緣206的肋條比最靠近機翼108的邊緣208的肋條移動得更多。例如，認為副翼102移動到在副翼102與機翼108之間建立角(例如，圖3的角310)的位置。最靠近副翼102的第一肋條關于機翼108移動有效角，該有效角通常小于由副翼102關于機翼108建立的角。下一個相鄰的肋條或第二肋條移動通常小于第一肋條的有效角。遠離副翼102定位的每個連續(xù)肋條都移動逐步減小的角。每個連續(xù)肋條之間的角差大致相等。

當肋條偏轉或移動時，肋條形成從副翼102的邊緣206過渡到機翼108的邊緣208的表面，并且用于橋接間隙202。過渡表面是移動或旋轉的肋條之間一系列的階梯式距離。過渡表面的階梯高度、平滑度或有效連續(xù)性由肋條的寬度和每個連續(xù)肋條之間的角確定，以建立階梯式過渡表面。在一些實施例中，每個肋條之間的角差可以改變。在一些實施例中，肋條可以具有相等的寬度或不等的寬度。

在一些實施例中，肋條被固定到構件，并且響應于構件的扭轉或旋轉而移動，其中構件的扭轉或旋轉沿構件的長度變化。在其它實施例中，肋條基于副翼102的移動關于或圍繞構件旋轉。肋條填充間隙202并且形成從副翼102的邊緣206到機翼108的邊緣208的相對平滑的過渡表面。過渡元件402降低機翼108上的阻力，這改進飛行器100的燃料效率。過渡元件402也可以降低由間隙202生成的聲學噪音。在一些情況下，通過降低由間隙202生成的湍流，過渡元件402也可以改進副翼102的性能。

圖5在示例性實施例中圖示說明過渡元件402的放大視圖。在圖5中，肋條500和構件504是可見的。構件504可以包含能夠橫穿間隙202扭轉或旋轉的任何材料?？梢杂糜跇嫾?04的材料的一些示例包括鎳鈦合金(其是鎳與鈦的金屬合金)。其它示例包括復合材料。構件504沿著從機翼108到副翼102延伸的軸線512橫穿間隙202被布置。

圖5中圖示說明的肋條502在副翼102的邊緣206附近，而肋條503在機翼108的邊緣208附近。在這個實施例中，肋條500被固定到構件504。當副翼102向上移動時(見圖4)，構件504的扭轉或旋轉量沿著長度506變化，其中與在端部510處相比，構件504在端部508處扭轉或旋轉更接近副翼102的邊緣206。構件504中增加的扭轉使肋條502向上移動多于肋條503。位于肋條502與肋條503之間的肋條將移動成比例的量。例如，肋條507可以移動肋條502的近一半，因為肋條507大約在肋條502與肋條503的中間。

圖6在示例性實施例中圖示說明移除一些肋條500的過渡元件402。在圖6中，更容易發(fā)現(xiàn)肋條500具有可以與副翼102的前緣306相符的前緣602和可以與副翼102的后緣308相符的后緣604。從圖6中也可以看出一些肋條500可以是中空的。這對降低過渡元件402的重量可以是期望的。因而，根據需要，形成過渡元件402的一些肋條500可以是中空的、實體的或兩者的組合。在圖6中也可以看出肋條500包括允許構件504橫穿肋條500的孔606。在這個實施例中，肋條500沿著孔606被粘結或焊接到構件504，使得肋條500僅隨著構件504扭轉而移動。在其它實施例中，肋條500未被粘結或焊接到構件504。

圖7在示例性實施例中圖示說明過渡元件402的側視圖。當副翼102以旋轉角310關于機翼向上移動時，每個肋條500以旋轉角310的一部分移動或偏轉。在這個視圖中，很明顯肋條502旋轉多于肋條503，其中位于肋條502與肋條503之間的肋條均旋轉總旋轉角310的一部分。肋條500形成形狀上從副翼102朝后過渡到機翼108的表面702。表面702基本上是平滑的，并且可以具有取決于肋條500的厚度的平滑度。

圖8在示例性實施例中圖示說明沿前緣604的過渡元件402。在這個視圖中，在肋條500形成的表面上可見階梯狀圖案，該階梯狀圖案取決于肋條500的厚度。雖然較少的肋條500可以用于形成過渡元件402(肋條可能較厚)，但是這將導致跨越間隙202的較粗糙的過渡表面。然而，即使較薄的肋條形成跨越間隙202的較平滑的過渡表面，但是也限制肋條500可以薄到何種程度。

圖9在示例性實施例中圖示說明另一過渡元件902。在這個實施例中，肋條500未被固定到構件504，而是能夠圍繞構件504自由地樞轉或旋轉。柔性元件904被耦接到肋條500的后緣604。柔性元件904還被耦接到副翼102的后緣308和機翼108的后緣304。當副翼102向上移動時，柔性元件904跟隨副翼102的后緣308的移動。這引起肋條500以先前關于過渡元件402已經描述的方式移動。在這個實施例中，由于構件504的扭轉未被用于偏轉肋條500，所以構件504可以不扭轉。相反地，構件504可以是可旋轉地安裝到機翼108的邊緣208附近和副翼102的邊緣206附近。

圖10是在示例性實施例中致動過渡元件的方法1000的流程圖。將關于過渡元件502和過渡元件902討論方法1000，但是方法1000也可以由其它過渡元件(未示出)執(zhí)行。用于方法1000的流程圖的步驟可以包括未示出的其它步驟。另外，用于方法1000的流程圖的步驟可以以交替的順序被執(zhí)行。

對于這個實施例，認為飛行器100在飛行，并且副翼102處于中性位置。在這種情況下，中性位置指副翼102與機翼108的主表面對齊。例如，副翼102既不關于機翼108向上旋轉也不關于機翼108向下旋轉。圖2圖示說明副翼102的這個取向。在中性位置中，肋條500未關于彼此偏轉或旋轉。這在圖5和圖9中被圖示說明。例如，肋條514(見圖5)(其緊鄰肋條516)關于肋條514平齊(例如，未樞轉)。

為了引起飛行器100的飛行取向的改變，可以將副翼102旋轉到不同于中性位置的命令位置。例如，飛行器100的飛行員可以移動副翼102，以便引起飛行器100的滾動。這樣做，副翼102被指令旋轉出中性位置。圖3中圖示說明副翼102的這個定向的一個示例。在偏轉或旋轉位置，肋條500樞轉，其中較靠近副翼102的邊緣的肋條樞轉多于位于較靠近機翼108的邊緣208的肋條。

當副翼102旋轉時，肋條514(其比肋條516更靠近副翼102的邊緣206)樞轉副翼102的旋轉角的一部分(見步驟1002)。肋條516也樞轉副翼102的旋轉角的一部分，然而，肋條516樞轉少于肋條514，因為肋條512比肋條514更靠近邊緣206(見步驟1004)。圖8圖示說明肋條512-514樞轉如何不同。如果旋轉角310是副翼102的總旋轉，則從圖8中可以看出肋條514樞轉多于肋條514，因為肋條514的偏轉804大于肋條516的偏轉802。這種情況發(fā)生是因為肋條514比肋條516更靠近副翼102的邊緣206。肋條516與機翼108的邊緣208之間的每個連續(xù)肋條都偏轉或樞轉較少。這導致每個連續(xù)肋條朝機翼108的邊緣208旋轉較小部分的副翼102的旋轉角310。

雖然過渡元件402和過渡元件902的先前討論關于特定的飛行控制表面(即，副翼102)已經被描述，但是過渡元件402和/或過渡元件902可以被用于相對于飛行器的機身的固定部分移動的任何飛行控制表面。一些示例表面包括圖1中圖示說明的飛行控制表面103-107，雖然其它表面在先前未被示出或描述，但是其它表面也可以利用過渡元件402和/或過渡元件902被增強以減緩當表面移動時生成的不連續(xù)的表面。

利用過渡元件402和/或過渡元件902來橋接飛行控制表面102-107與飛行器100的機身的不可移動部分之間產生的間隙，由間隙生成的不連續(xù)的表面被減少或消除，從而導致跨越間隙的更平滑的過渡表面。這降低了由間隙生成的湍流，從而提供先前描述的多種益處。

在下面的條款中，各種實施例被進一步描述：

條款1.一種裝置，其包含過渡元件，過渡元件被配置為橋接飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙，該過渡元件包括橫跨間隙的多個肋條，其中多個肋條中的每一個具有與飛行控制表面相符的輪廓并且被配置為樞轉飛行控制表面的旋轉角的一部分以生成跨越間隙的過渡表面。

條款2.根據條款1所述的裝置，其中過渡元件進一步包含構件，該構件橫跨間隙并且具有耦接到飛行控制表面的邊緣附近的第一端和耦接到機身的不可移動部分的邊緣附近的第二端；并且其中多個肋條中的每一個沿著構件的長度被耦接到構件。

條款3.根據條款2所述的裝置，其中構件的第一端剛性地耦接到飛行控制表面的邊緣附近；構件的第二端剛性地耦接到機身的不可移動部分的邊緣附近；響應于飛行控制表面的旋轉角，構件的扭轉沿著構件的長度變化；并且多個肋條中的每一個被配置為響應于構件的扭轉而樞轉飛行控制表面的旋轉角的一部分以生成跨越間隙的過渡表面。

條款4.根據條款2和3中任一項所述的裝置，其中構件的第一端和構件的第二端中的至少一個可旋轉地耦接到邊緣的附近；并且多個肋條沿構件的長度可旋轉地安裝到構件；并且過渡元件進一步包含耦接到多個肋條的后緣部分的柔性元件，該柔性元件被配置為耦接到飛行控制表面的后緣部分和機身的不可移動部分的后緣部分；其中該柔性元件被配置為響應于飛行控制表面的旋轉角而移動；并且其中多個肋條中的每一個都被配置為響應于柔性元件的移動而樞轉飛行控制表面的旋轉角的一部分，以生成跨越間隙的過渡表面。

條款5.根據條款2-4中任一項所述的裝置，其中構件限定從飛行控制表面的邊緣延伸到機身的不可移動部分的邊緣的軸線；并且多個肋條圍繞構件的軸線樞轉。

條款6.根據條款2-5中任一項所述的裝置，其中構件沿飛行控制表面的旋轉軸線耦接到飛行控制表面的邊緣附近。

條款7.根據條款1-6中任一項所述的裝置，其中多個肋條包含第一肋條和鄰近第一肋條的第二肋條，第一肋條被定位為比第二肋條更靠近飛行控制表面的邊緣；第一肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第一部分；第二肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第二部分；并且第一部分大于第二部分。

條款8.根據條款1-7中任一項所述的裝置，其中多個肋條建立跨越間隙的階梯式過渡表面。

條款9.根據條款1-8中任一項所述的裝置，其中基于飛行控制表面從第一位置到第二位置的移動生成飛行控制表面的旋轉角；第一位置是中性位置；而第二位置是不同于第一位置的命令位置。

條款10.根據條款1-9中任一項所述的裝置，其中多個肋條中的至少一個是中空的。

條款11.根據條款1-10任一項所述的裝置，其中多個肋條包括與飛行控制表面的前緣對齊的前緣。

條款12.根據條款1-11中任一項所述的裝置，其中多個肋條包括與飛行控制表面的后緣對齊的后緣。

條款13.根據條款1-12中任一項所述的裝置，其中飛行控制表面包含副翼、升降舵和方向舵中的至少一個。

條款14.一種使用過渡元件橋接飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙的方法，該過渡元件包含橫跨間隙的多個肋條，其中多個肋條中的每一個具有與飛行控制表面相符的輪廓，該方法包含將多個肋條中的第一肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第一部分，其中第一肋條被定位為比多個肋條中的第二肋條更靠近飛行控制表面的邊緣；以及將第二肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第二部分；其中旋轉角的第一部分大于旋轉角的第二部分；其中多個肋條生成跨越間隙的過渡表面。

條款15.根據條款14所述的方法，進一步包含將多個肋條中的第三肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第三部分，其中第三肋條被定位為比第二肋條更遠離飛行控制表面的邊緣，其中旋轉角的第二部分大于旋轉角的第三部分。

條款16.根據條款14和15中任一項所述的方法，進一步包含建立跨越間隙的階梯式過渡表面，其中階梯式過渡表面包含多個肋條。

條款17.根據條款14-16中任一項所述的方法，其中飛行控制表面包含副翼、升降舵和方向舵中的至少一個。

條款18.一種裝置，其包含過渡元件，該過渡元件橋接飛行控制表面的邊緣與機身的不可移動部分的邊緣之間的間隙，該過渡元件包括橫跨間隙的多個肋條，其中多個肋條中的每一個具有與飛行控制表面相符的輪廓；用于將多個肋條中的第一肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第一部分的裝置，其中第一肋條被定位為比多個肋條中的第二肋條更靠近飛行控制表面的邊緣；以及用于將第二肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第二部分的裝置，其中旋轉角的第一部分大于旋轉角的第二部分。

條款19.根據條款18所述的裝置，進一步包含用于將多個肋條中的第三肋條樞轉飛行控制表面的旋轉角的第三部分的裝置，其中第三肋條被定位為比第二肋條更遠離飛行控制表面的邊緣，其中旋轉角的第二部分大于旋轉角的第三部分。

條款20.根據條款18和19中任一項所述的裝置，其中飛行控制表面包含副翼、升降舵和方向舵中的至少一個。

盡管本文中已描述了具體實施例，但是范圍不限于那些具體實施例。相反地，范圍由隨附權利要求及其任何等同物來限定。